Sistemi satellitari

Sistemi satellitari
Elementi di base per “non addetti”
Cenni storici
Primo uso : telecomunicazioni
a) Sistemi passivi
• 1955, project Diana : Terra (Washington) Luna – Terra (Hawaii), NRL
• 1960, project Echo : sfera di 30 m a 1800
km.
• 1963, project West Ford (nube di chaff,
circa 3000 km, 8 GHz -> l= 1,75 cm, N =
un miliardo)
b) Sistemi Attivi
in orbita bassa
• 1958, project Score (voce e telescrivente)
• 1960, project Courier
• 1962, Telstar e Relay 1
in orbita geosincrona (36000 km) :
• Syncom, 1963 (inclinazione 30°)
• Syncom III, geostazionario, 1964 (TV da USA a
Giappone)
Usi successivi :Navigazione e Osservazione
delle Terra (oltre alle Comunicazioni)
• 1960 : TIROS (Satellite Meteorologico,
un tipo di Osservazione della Terra)
• 1960 : TRANSIT (Navigazione, orbita
bassa)
Primi satelliti commerciali
• Non – Governativo : TELSTAR I, per TV,
4/6 GHz, 944-560 km (LEO), 1962.
Sistemi di Riferimento
• Solidali alla Terra  NON Inerziali,
compaiono accelerazioni apparenti ( es.
Forza di Coriolis) . Esempio : ECEF ,
WGS 84
• Inerziali : riferiti alle stelle fisse (volta
celeste)
Periodo rivoluzione e Velocità superficie terrestre
Periodo = 24 ore, 86 400 secondi
Lunghezza equatore : 40 000 km
Velocità : 0.426963 km/s , 1666.66 km/h
Latitudine (φ) - lat
Longitudine lambda (λ)- lon
Orbite (di pianeti o di satelliti naturali o
artificiali) e loro descrizione matematica
Leggi di Keplero (1571-1630)
• Orbita ellittica, uno dei fuochi è il centro
della Terra
• Il vettore : centro della Terra- Satellite copre
aree eguali in tempi eguali
• Il quadrato del periodo orbitale è
proporzionale al cubo della distanza media
dal centro (semiasse maggiore dell’ellisse).
Terza legge di Keplero- legame altezza – periodo
orbitale
Orbita circolare : la legge di Newton
F = G m M / r2 (per
m<<M) uguagliata alla forza centripeta :
F = m a = m ω2r =m (2π/T)2r
fornisce (2π/T)2r = G M / r2
che è la terza legge di Keplero :
Per un'orbita ellittica,
rimuovendo la condizione m<<M :
dove:
T = periodo orbitale
a = semiasse maggiore
G = costante gravitazionale
M = massa di un oggetto (la Terra)
m = massa dell'altro oggetto (il Satellite)
NB spesso si usa il parametro μ = GM = 398600 km3/s2
L’orbita
Velocità orbitale
• v = ω r = (2π/T) r ; dalla terza legge
(2π/T)2 = G M / r3
si ha
• v = (G M / r)1/2
e T = 2πr3/2/ (G M)1/2
Che per r = 42164 km , o 35790 km sopra la
Terra (Re = 6371 km in media, ma : raggio
all’Equatore =6378 km, ai Poli 6356 km)
fornisce T = 23,934 ore (giorno sidereo).
NB : r = Re + h
Periodo orbitale
Velocità orbitale
Piano orbitale
Orbite
•
•
•
•
Low Earth (LEO)
Medium- Earth (MEO)
Geostazionarie (GEO , GSO)
Fortemente Ellittiche (Tundra/Loopus,
Molniya,..)
• Eliosincrone
• Polari – Circolari
• Semi-Sincrone
Orbite basse (LEO)
Inclinazione dell’orbita eTraccia a terra
• Inclinazione : angolo tra il piano dell’orbita
e quello equatoriale
• Traccia a terra : curva sinusoidale
(Mercatore) tra il valore di latitudine nord e
sud eguale all’inclinazione dell’orbita.
Importante nel telerilevamento.
• Per orbite geosincrone la traccia è a forma
di 8.
Copertura LEO
Orbite “a Gabbia” e Semi-sincrone
Posizione di un satellite - Kepleriani
Definita da sei parametri
• Inclinazione i (da 0° a 180°, orbita “retrograda” se i >
90°)
• Longitudine del nodo ascendente Ω (RAAN)
• Argomento del Perigeo ω0, angolo (nel piano orbitale) tra
il nodo ascendente e il perigeo (da 0° a 360°)
• Semiasse maggiore a
• Eccentricità e dell’orbita (e = c/a, rapporto : distanza tra
i fuochi / asse maggiore)
• Tempo di passaggio al perigeo T.
NB. I primi 5 valori vanno forniti ad ogni “epoca” a
causa delle perturbazioni
Sistemi Spaziali :Elementi a terra (stazioni ) e nello spazio (satelliti)
• Stazioni di terra : necessarie per
trasmissione dati Terra – Bordo e
telecontrollo- telediagnostica.
• Satellite : insieme di “piattaforma” e “carico
utile” ( Bus e Payload)
– Energia elettrica (pannelli solari + batterie,
oppure generatori nucleari)
– Controllo termico
– Controllo orbitale (motori) e di assetto
(stabilizzatori)